基于载荷分级代表性条件的TWIST载荷谱离散方法

增量突风载荷极值对数正态分布是TWIST载荷谱离散的关键要求,现有离散方法存在求解变量较多,载荷分级代表性不足的问题。基于载荷分级代表性条件,提出了一种满足增量突风载荷极值对数正态分布的单迭代变量TWIST载荷谱离散方法。推导了载荷分级代表性条件,得到各级增量载荷极值及其边界所对应的累积超越飞行概率的递推公式;通过增量突风载荷高载截取值求解出各类飞行的飞行次数;以对数正态分布的标准差为迭代变量,利用高载截取值和低载删除值确定了对数正态分布的参数,进而求解出各级离散载荷。通过欧洲10乘10谱和波音5乘5谱2个算例,验证了所提出方法的有效性。

基于均值的副翼作动筒载荷事件划分方法

副翼是民用飞机重要操纵面之一,主要功用是产生飞机滚转力矩,用于改变飞机的航向。现代中大型飞机的操纵系统大都采用伺服作动器-操纵面装置,当操纵面受到铰链力矩时作动器也相应受载。以民用飞机副翼作动筒为研究对象,基于试飞实测数据与主操纵面作动筒载荷计算模型,提出了一种基于均值的作动筒载荷事件划分方法。结果表明,该事件划分方法效果理想,较好地反映出了不同飞行事件之间载荷均值的差异。通过对14000次飞行作动筒载荷历程进行雨流处理,给出了相应的载荷谱及载荷幅值、均值分布直方图,总结出相关分布规律。该疲劳载荷谱及相应的分布规律对工程实践中的寿命计算具有重要意义。

基于飞参的尾翼载荷谱编制的均值法

介绍了基于飞参的尾翼载荷谱编制的均值法,通过对飞参数据的处理获取尾翼载荷谱数据,用均值法编制飞机尾翼载荷谱。此方法编制的尾翼载荷谱可以为飞机尾翼的寿命分析和试验提供载荷谱依据。

民机飞行载荷谱编制方法

探索了由同类机型的飞行实测载荷统计数据,推断新设计机型的飞行谱,进而编制其载荷谱的新途径.采用国外同类飞机的飞行实测载荷统计数据,依据类比法,分析和推断出某民机的飞行谱以及各飞行状态连续应力谱;在此基础上,根据民用运输机的TWIST编谱方法,编制了各飞行状态的突风和机动载荷谱,最终,随机生成了其飞行谱对应的5×5地-空-地载荷谱,从而验证了探索途径的可行性与有效性.采用该方法可以加快民机研制周期.

直升机疲劳载荷谱的编制方法研究

对高周疲劳环境下直升机疲劳载荷谱的编制方法进行了研究，采用某直升机尾桨叶飞行实测数据，对飞行实测到的１８３个飞行状态分别进行统计处理、假设检验及回归分析，确定了每个飞行状态的载荷分布类型及状态损伤，最后压缩归并成对尾桨叶造成损伤比较大的１８种飞行状态，编制了建立在统计基础上的尾桨叶实测疲劳载荷谱。文中还对载荷谱的高载截取和低载截除进行了分析讨论。提出了适合工程应用的高、低载截取（除）准则和编谱方法。

基于飞参的小幅值载荷循环对疲劳寿命计算的影响分析

对基于飞参的航空发动机载荷谱循环提取方法和损伤计算时转速幅值低于10%的小循环去除方法进行总结,指出各自优缺点;根据实际飞参数据计算分析某型航空发动机使用过程中的转速循环分布规律,基于Miner线性累积损伤理论计算幅值低于10%的转速小循环对航空发动机高压转子部件疲劳损伤的影响,比较分析不同小循环的去除方法对疲劳损伤计算结果影响,指出各自优缺点;基于EGD-3标准,提出按疲劳强度极限标准去除小循环,并经计算验证其合理性,同时确定某型航空发动机疲劳计算时转速小循环去除的敏感系数为0.3%。

直升机飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响分析

建立分析飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤影响的数学分析模型,引入"疲劳损伤放大系数"的概念,通过计算只有一个飞行动作时间比例改变和只有一个飞行动作时间比例未改变得到的放大系数,可以定性和定量分析各种飞行动作时间比例改变对动部件疲劳损伤的影响程度。依据某型直升机的实测飞行谱和主、尾桨叶的疲劳载荷频数均值谱,运用所建立的模型进行分析。研究表明,对某型直升机的关键动部件,所有的48种飞行动作中只有三种飞行动作造成的损伤在飞行动作时间比例变化0.1时疲劳损伤变化超过0.01,同时飞行动作的敏感性具有很大的部件依赖性,巡航平飞状态是最敏感的飞行动作。最后通过运输直升机改为反潜直升机的谱型变换实例(只有一个飞行动作未改变时),说明用文中得到的疲劳损伤放大系数进行不同谱型疲劳损伤计算的适用性。

基于FlexTest 200加载控制系统中的位控力控模式转换控制加载技术

根据某验证结构静力试验,为满足试验件加载的要求,提出一种基于FlexTest 200加载控制系统中的位控力控模式转换控制加载技术。通过模拟试验的验证,所得到的试验数据满足结构静力试验中的要求,并在结构静力试验中成功运用,为以后类似的试验提供参考及借鉴。

含多裂纹连接结构损伤容限试验研究

针对机翼典型对接结构，进行了平板空孔试样和螺栓搭接件在等幅谱及飞－续－飞谱下的多裂纹损伤容限试验，通过该试验开展多裂纹开裂模式及多裂纹扩展规律的试验研究，为多裂纹断裂力学理论分析、多裂纹结构剩余强度准则提供试验依据。

某型飞机飞行载荷疲劳试验过程中的声发射监测

介绍了某型飞机全尺寸机体飞行载荷疲劳试验过程中对关键部件(包括不可接近部件)疲劳损伤的声发射(AE)实时监测技术。在强冲击、高振动背景下,利用基于时间、空间、幅度或能量滤波等多种信号处理方式,对预处理后的AE信号以趋势分析为主,多参数分析综合验证,另辅以其它方法(包括波形分析),对一些关键部位的健康状态进行AE实时在线监测。成功预报了机翼对接区域某螺栓孔夹层裂纹的萌生,为保证机体飞行载荷疲劳试验顺利进行起到了重要作用。

发动机航线类综合载荷谱研究

在空测和外场使用统计的基础上 ,根据综合任务谱和实际的飞行任务谱对发动机造成的疲劳和蠕变以及热冲击损伤一致的原则 ,在推导过程中保证两种谱的载荷循环数相同、各功率状态持续的时间相同以及主要的功率状态的变化顺序相同 ,将某发动机 5种航线类飞行任务和地面功能检查试车任务进行综合 ,得到航线类综合任务谱。然后根据发动机的高度 速度特性和飞行高度与速度计算出该发动机的航线类转速谱。综合任务谱和相应的转速谱的获得为推导加速任务试车谱奠定了基础。

航空发动机设计任务循环的选取

由某型发动机的未来使用任务推导了其设计飞行任务剖面和飞行任务混频，然后根据该发动机的高度－速度特性得出了其转速剖面。在该转速剖面下对发动机的压气机盘进行了应力和疲劳寿命计算，由计算结果得出该发动机设计任务循环的选取范围，认为：航空发动机的设计任务循环除０－最大－０、慢车－最大－慢车和巡航－最大－巡航３类循环以外，还应当包括对发动机构件疲劳寿命有较大影响的其它载荷循环，否则将造成设计载荷估计精度大大降低。

飞-续-飞谱下7B04-T6铝合金裂纹扩展规律试验研究

为确定单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展规律,采用7B04-T6铝合金CCT试件进行了两种应力比下的等幅谱裂纹扩展试验、三种单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展试验。给出了等幅谱下裂纹稳定扩展阶段的Paris公式拟合参数;飞-续-飞谱下裂纹扩展数据以块为单位,参照Paris公式,给出了裂纹稳定扩展阶段的拟合参数。结果表明,飞-续-飞谱下Paris公式中的指数n与谱明显相关,可反映飞-续-飞谱的强度。

规定使用用途下飞行情况差异对结构疲劳寿命的影响研究

从分析造成服役中机群内飞机使用载荷产生差异的原因入手,对规定使用用途下飞行情况变化导致使用载荷产生差异及对结构疲劳寿命的影响进行研究。结合某型飞机的外场使用数据信息,分别编制反映某型飞机平均使用情况和严重使用情况的两种载荷谱,并进行成组疲劳试验;从试验数据、当量损伤、疲劳寿命三个角度对比分析,给出由于飞行情况差异导致使用载荷变化对结构疲劳寿命影响的初步结论。该结论对型号设计有着重要的参考意义,具有一定的工程实用价值。

加速疲劳试验谱块的高载循环丢失问题及其解决方法

在基于飞参数据的飞机重心过载试验谱编制过程中,载荷分级和周期减缩共同作用可能造成部分载荷循环丢失。这些丢失的循环一般幅值较大,来自严重飞行载荷,其取舍对机体结构损伤影响严重,应当采取必要措施予以弥补。在研究两种诱因对循环丢失影响的基础上,提出一种长短周期相结合的试验谱制作方法:先用平均单次飞行时间制作基本周期谱块,并参照严重载荷出现规律确定长周期,依据长周期进行周期延拓制作出延拓谱,再用延拓周期进行一次减缩,从而找回绝大部分丢失的载荷循环,以合理的方式添加到延拓谱中,构成加速试验周期谱块。该方法不仅较好地解决了试验谱制作过程中出现的载荷循环丢失问题和加载周期长短难以兼顾的矛盾,计算结果还表明,该方法得到的谱损伤与原谱损伤的误差在可接受范围内,优于一般的试验谱块。

歼击机特殊部件设计载荷谱编制技术

介绍了用飞行模拟仿真法编制新机设计载荷谱的技术途径和特点 .重点阐述了整体油箱压力 /应力谱和垂尾阵风侧滑机动谱等歼击机特殊部件设计载荷谱编制技术 .整体油箱载荷谱编制的关键在于各种载荷状态的压力计算 ,还应考虑地—空—地循环 .垂尾谱不能完全由飞行模拟获得 。

飞机重心过载谱低载截除水平确定方法研究

飞机疲劳研究中的过载谱低载截除目前尚局限于经验方法,截除标准以循环幅值标准和循环数量标准两种形式并存,两种标准的截除水平也不统一。为此,根据重复载荷源发生规律和飞参记录特征,提出了过载谱低载截除水平确定的"定界找点"方法,给出两种标准相结合的工程应用方案,对基于经验的传统截除方法进行了理论探索。结合某型直升机的实例说明了该方法的实现过程,在置信度0.95下的最佳截除水平点为129次/飞行小时,对应的循环幅值标准为0.0823 g。

飞机座舱盖载荷谱编制应注意的几个问题

介绍了某型飞机座舱盖载荷谱编制中,采用包括飞行训练大纲和内厂、外场试飞大纲作为飞行剖面编制依据、以飞参数据作为温度载荷原始输入、温度计算以实测结果进行校对以及温度计算采用大气状态的几个应注意的问题。使座舱盖载荷谱更接近飞机使用的真实情况。

飞行试验发动机寿命研究

依据GJB241-87,航空发动机的转速循环归类为三种典型循环,依据Miner理论建立发动机疲劳寿命分析模型;根据模型研究了飞行试验中某发动机在真实载荷环境下的疲劳寿命消耗情况,分析结果与规范对比,说明了该方法的有效性;该发动机寿命分析方法是对发动机设计任务循环验证方法的一次有益探索。

基于可靠性准则的飞机结构强度验证方法研究

随着航空技术的发展和飞行任务的多样化,传统的结构强度验证方法已不能完全满足新形势下的验证要求。根据结构可靠性分析计算方法,建立基于可靠性准则的飞机结构强度验证方法的计算模型,并利用飞行试验数据,验证飞机平尾结构强度的可靠性满足国军标要求。